Форсаж

Камера дожигания (или дожигатель на британском английском языке) — это дополнительный компонент сгорания, используемый в некоторых реактивных двигателях , в основном на военных сверхзвуковых самолетах . Его цель — увеличить тягу , обычно для сверхзвукового полета , взлета и боя . В процессе дожигания дополнительное топливо впрыскивается в камеру сгорания в струйной трубе позади (т. е. «после») турбины , «повторно нагревая» выхлопной газ. Форсаж значительно увеличивает тягу в качестве альтернативы использованию более мощного двигателя с сопутствующим снижением веса, но за счет увеличения расхода топлива (снижения топливной эффективности ), что ограничивает его использование короткими периодами времени. Это применение «перегрева» в самолете контрастирует со значением и реализацией «перегрева», применимого к газовым турбинам, приводящим в движение электрические генераторы, и которое снижает расход топлива. ^{[ 1 ]}

Реактивные двигатели считаются работающими влажными при дожигании и сухими в противном случае. ^{[ 2 ]} Двигатель, создающий максимальную тягу в мокром состоянии, работает на максимальной мощности, а двигатель, создающий максимальную тягу в сухом состоянии, — на военной мощности . ^{[ 3 ]}

Принцип

Первым реактивным двигателем с форсажной камерой стал вариант E Jumo 004 . ^{[ 4 ]}

Тяга реактивного двигателя — это применение принципа реакции Ньютона, согласно которому двигатель создает тягу, поскольку увеличивает импульс проходящего через него воздуха. ^{[ 5 ]} Тяга зависит от двух вещей: скорости выхлопных газов и массы газа, выходящего из сопла. Реактивный двигатель может создавать большую тягу либо за счет ускорения газа до более высокой скорости, либо за счет выброса большей массы газа из двигателя. ^{[ 6 ]} Проектирование базового турбореактивного двигателя на основе второго принципа приводит к созданию турбовентиляторного двигателя, который создает более медленный газ, но в большем объеме. Турбореактивные двигатели обладают высокой топливной экономичностью и могут обеспечивать высокую тягу в течение длительного периода времени, но компромиссом при проектировании является большой размер по сравнению с выходной мощностью. Генерации повышенной мощности с помощью более компактного двигателя на короткие периоды времени можно добиться с помощью форсажной камеры. Форсажная камера увеличивает тягу главным образом за счет ускорения выхлопных газов до более высокой скорости. ^{[ 7 ]}

Следующие значения и параметры относятся к раннему реактивному двигателю Pratt & Whitney J57 , стоящему на взлетно-посадочной полосе. ^{[ 8 ]} и иллюстрируют высокие значения расхода топлива на форсаже, температуры газов и тяги по сравнению с таковыми для двигателя, работающего в температурных ограничениях для его турбины.

Самая высокая температура в двигателе (около 3700 °F (2040 °C). ^{[ 9 ]}) происходит в камере сгорания, где топливо сгорает (с приблизительной скоростью 8520 фунтов/ч (3860 кг/ч)) в относительно небольшой части воздуха, поступающего в двигатель. Продукты сгорания необходимо разбавлять воздухом из компрессора, чтобы снизить температуру газа до определенного значения, известного как температура на входе в турбину (TET) (1570 °F (850 °C)), что обеспечивает приемлемый срок службы турбины. . ^{[ 10 ]} Необходимость значительного снижения температуры продуктов сгорания является одним из основных ограничений на создаваемую тягу (10 200 фунтов- _силу (45 000 Н)). Сжигание всего кислорода, подаваемого ступенями компрессора, создаст температуру (3700 °F (2040 °C)) достаточно высокую, чтобы значительно ослабить внутреннюю структуру двигателя, но за счет смешивания продуктов сгорания с несгоревшим воздухом из компрессора при (600 °C). F (316 °C)) значительное количество кислорода ( соотношение топливо/воздух 0,014 по сравнению со значением отсутствия остатка кислорода 0,0687) все еще доступно для сжигания больших количеств топлива (25 000 фунтов/ч (11 000 кг/ч)) в форсаже. Температура газа снижается по мере прохождения через турбину (до 1013 °F (545 °C)). Камера сгорания дожигателя повторно нагревает газ, но до гораздо более высокой температуры (2540 °F (1390 °C)) чем ТЕТ (1570 °F (850 °C)). В результате повышения температуры в камере сгорания дожига газ ускоряется, в первую очередь за счет подвода тепла, известного как Рэлеевский поток , а затем через сопло до более высокой скорости на выходе, чем та, которая возникает без дожигателя. Массовый расход также немного увеличивается за счет добавления топлива для форсажной камеры. Тяга на форсажном режиме составляет 16 000 фунтов _силы (71 000 Н).

Видимый выхлоп может иметь ударные ромбы , вызванные ударными волнами, образующимися из-за небольшой разницы между давлением окружающей среды и давлением выхлопных газов. Это взаимодействие вызывает колебания диаметра выхлопной струи на небольшом расстоянии и вызывает видимые полосы там, где давление и температура самые высокие.

Увеличение тяги за счет нагрева перепускного воздуха

Тягу можно увеличить за счет сжигания топлива в холодном байпасном воздухе турбовентиляторного двигателя вместо смешанного холодного и горячего потоков, как в большинстве турбовентиляторных двигателей с дожиганием.

В одном из первых турбовентиляторных двигателей с турбонаддувом Pratt & Whitney TF30 использовались отдельные зоны горения для байпасного и основного потоков с тремя из семи концентрических распылительных колец в байпасном потоке. ^{[ 11 ]} Для сравнения, в Rolls-Royce Spey с дожиганием перед топливными коллекторами использовался смеситель с двадцатью желобами.

Камера сгорания (PCB) была частично разработана для с векторной тягой двигателя Bristol Siddeley BS100 для Hawker Siddeley P.1154 , пока программа не была отменена в 1965 году. Потоки холодного байпаса и горячего сердечника были разделены между двумя парами сопел, передней и задней. , так же, как и в Rolls-Royce Pegasus , и топливо сгорало в воздухе вентилятора до того, как оно покинуло передние сопла. Он обеспечил бы большую тягу для взлета и сверхзвуковые характеристики самолета, подобного Hawker Siddeley Harrier , но большего размера, чем он . ^{[ 12 ]}

Канальный обогрев использовался компанией Pratt & Whitney в предложении турбовентиляторного двигателя JTF17 для программы сверхзвукового транспорта США в 1964 году, и был запущен демонстрационный двигатель. ^{[ 13 ]} В канальном нагревателе использовалась кольцевая камера сгорания, и он будет использоваться для взлета, набора высоты и крейсерского полета со скоростью 2,7 Маха с различной степенью усиления в зависимости от веса самолета. ^{[ 14 ]}

Дизайн

Форсажная камера реактивного двигателя представляет собой расширенную выхлопную секцию, содержащую дополнительные топливные форсунки. Поскольку реактивный двигатель выше по потоку (т. е. перед турбиной) будет использовать мало кислорода, который он поглощает, дополнительное топливо может быть сожжено после того, как поток газа покинет турбины. При включении форсажной камеры происходит впрыск топлива и воспламенение. В результате процесса сгорания повышается температура на выходе из форсажной камеры ( на входе в сопло ), что приводит к значительному увеличению тяги двигателя. Помимо увеличения температуры торможения на выходе форсажной камеры , также увеличивается массовый расход сопла (т.е. массовый расход на входе в форсажную камеру плюс эффективный расход топлива форсажной камеры), но уменьшается давление торможения на выходе форсажной камеры (из-за фундаментальных потерь из-за нагрев плюс потери на трение и турбулентность).

Возникающее в результате увеличение объемного потока на выходе форсажной камеры компенсируется увеличением площади горловины выходного сопла. В противном случае, если давление не сброшено, газ может течь вверх по потоку и повторно воспламеняться, что может привести к остановке компрессора (или помпажу вентилятора в турбовентиляторном режиме). Первые конструкции, например, форсажные камеры Solar, использовавшиеся на F7U Cutlass, F-94 Starfire и F-89 Skorpion, имели двухпозиционные сопла. ^{[ 15 ]} Современные конструкции включают не только форсунки с изменяемой геометрией (VG), но и несколько ступеней увеличения с помощью отдельных распылительных стержней.

В первом порядке полная степень тяги (форсаж/сухой режим) прямо пропорциональна корню коэффициента температур торможения в форсажной камере (т. е. на выходе/входе).

Ограничения

Из-за высокого расхода топлива форсажные камеры используются только для кратковременных целей с высокой тягой. К ним относятся взлет тяжелых грузов или взлет с короткой взлетно-посадочной полосы, запуск катапульт с авианосцев и во время воздушного боя . Заметным исключением является двигатель Pratt & Whitney J58, используемый в SR-71 Blackbird , который длительное время использовал форсажную камеру и дозаправлялся в полете в рамках каждой разведывательной миссии.

У камеры дожигания ограниченный срок службы, соответствующий ее периодическому использованию. J58 стал исключением и имел постоянный рейтинг. Это было достигнуто за счет термобарьерных покрытий на лейнере и пламедержателях. ^{[ 16 ]} и путем охлаждения гильзы и сопла воздухом, отбираемым из компрессора. ^{[ 17 ]} вместо выхлопных газов турбины.

Эффективность

В тепловых двигателях, таких как реактивные двигатели, эффективность наиболее высока, когда сгорание происходит при максимально возможном давлении и температуре и расширяется до давления окружающей среды (см. Цикл Карно ).

Поскольку выхлопные газы уже имеют пониженное содержание кислорода из-за предыдущего сгорания и поскольку топливо не сгорает в столбе сильно сжатого воздуха, камера дожигания обычно неэффективна по сравнению с основным процессом сгорания. Эффективность форсажной камеры также значительно снижается, если, как это обычно бывает, давление на входе и в выхлопной трубе снижается с увеличением высоты. ^{[ нужна ссылка ]}

Это ограничение касается только турбореактивных двигателей. В военном турбовентиляторном боевом двигателе перепускной воздух добавляется в выхлоп, тем самым увеличивая эффективность активной зоны и форсажной камеры. В ТРДД коэффициент усиления ограничен 50%, тогда как в ТРДД он зависит от степени двухконтурности и может достигать 70%. ^{[ 18 ]}

Однако, в качестве контрпримера, SR-71 имел достаточную эффективность на большой высоте в форсажном («мокром») режиме благодаря своей высокой скорости ( Маха 3,2 ) и, соответственно, высокому давлению из- за воздухозаборника .

Влияние на выбор цикла

Дожигание оказывает существенное влияние на выбор цикла двигателя .

вентилятора Понижение степени сжатия снижает удельную тягу (как при сухом, так и при мокром дожигании), но приводит к более низкой температуре на входе в камеру дожигания. Поскольку температура на выходе дожига фактически фиксируется, ^{[ почему? ]} повышение температуры в блоке увеличивается, увеличивая расход топлива в форсажной камере. Общий расход топлива имеет тенденцию увеличиваться быстрее, чем полезная тяга, что приводит к более высокому удельному расходу топлива (SFC). Однако соответствующая сухая мощность SFC улучшается (т.е. снижается удельная тяга). Высокий коэффициент температур в форсажной камере приводит к хорошему увеличению тяги.

Если самолет сжигает большой процент топлива при включенной форсажной камере, имеет смысл выбрать цикл двигателя с высокой удельной тягой (т.е. с высокой степенью давления вентилятора/низкой степенью двухконтурности ). В результате двигатель является относительно экономичным при форсажном режиме (т. е. в режиме боевого/взлетного режима), но жаждет сухой мощности. Однако, если камера дожигания практически не используется, предпочтительным будет цикл с низкой удельной тягой (низкая степень давления вентилятора/высокая степень двухконтурности). Такой двигатель имеет хороший сухой SFC, но плохой SFC с форсажным режимом в боевом/взлетном режиме.

Часто конструктор двигателя сталкивается с компромиссом между этими двумя крайностями.

История

Caproni Campini CC2 Реактивный двигатель , разработанный итальянским инженером Секондо Кампини , был первым самолетом с форсажной камерой. Первый полет CC2 с работающими форсажными камерами состоялся 11 апреля 1941 года. ^{[ 19 ]}^{[ 20 ]}

Ранние британские работы по форсажной камере («перегреву») включали летные испытания Rolls-Royce W2/B23 на Gloster Meteor I в конце 1944 года и наземные испытания двигателя Power Jets W2/700 в середине 1945 года. Этот двигатель предназначался для проекта сверхзвукового самолета Miles M.52 . ^{[ 21 ]}

Раннее американское исследование этой концепции было проведено NACA в Кливленде, штат Огайо, что привело к публикации статьи «Теоретическое исследование увеличения тяги турбореактивных двигателей за счет сжигания выхлопной трубы» в январе 1947 года. ^{[ 22 ]}

Американские работы над форсажными камерами в 1948 году привели к их установке на первых самолетах с прямым крылом, таких как Pirate , Starfire и Scorpion . ^{[ 23 ]}

Новый турбореактивный двигатель Pratt & Whitney J48 с тягой 8000 фунтов силы (36 кН) с форсажными камерами должен был привести в действие истребитель Grumman со стреловидным крылом F9F-6 , который собирался пойти в производство. Среди других новых истребителей ВМФ с форсажными камерами был Chance Vought F7U-3 Cutlass , оснащенный двумя двигателями Westinghouse J46 с тягой 6000 фунтов силы (27 кН) .

В 1950-х годах было разработано несколько больших двигателей с форсажной камерой, таких как Orenda Iroquois и британские варианты de Havilland Gyron и Rolls-Royce Avon RB.146. Avon и его варианты использовались на English Electric Lightning , первом сверхзвуковом самолете на вооружении Королевских ВВС. Bristol-Siddeley/ Rolls-Royce Olympus был оснащен форсажными камерами для использования с BAC TSR-2 . Эта система была спроектирована и разработана совместно компаниями Bristol-Siddeley и Solar из Сан-Диего. ^{[ 24 ]} Система форсажной камеры для «Конкорда» была разработана компанией Snecma .

Форсажные камеры обычно используются только в военных самолетах и считаются стандартным оборудованием истребителей. В число гражданских самолетов, которые их использовали, входят некоторые НАСА исследовательские самолеты , Туполев Ту-144 , Конкорд и Белый рыцарь из масштабированных композитов . «Конкорд» летал на большие расстояния на сверхзвуковой скорости. Поддержание высоких скоростей было бы невозможно из-за высокого расхода топлива форсажной камеры, и самолет использовал форсажные камеры при взлете, чтобы минимизировать время, проведенное в трансзвуковом режиме полета с высоким лобовым сопротивлением. Сверхзвуковой полет без форсажных камер называется суперкруизом .

Турбореактивный двигатель , оснащенный форсажной камерой, называется «турбореактивным двигателем с дожиганием», тогда как турбовентиляторный двигатель с аналогичным оснащением иногда называют «ТРДД с турбонаддувом». ^{[ нужна ссылка ]}

« Сброс и сжигание » — это демонстрация авиашоу, где топливо выбрасывается, а затем намеренно воспламеняется с помощью форсажной камеры. Эффектное пламя в сочетании с высокой скоростью делает его популярным зрелищем для авиашоу или финалом фейерверков . Слив топлива используется в первую очередь для уменьшения веса самолета во избежание тяжелой посадки на высокой скорости. За исключением соображений безопасности или чрезвычайной ситуации, сброс топлива не имеет практического применения.

См. также

Ссылки

^ Проектирование газовых турбин, интеграция проектирования компонентов и систем, Мейнхард Т. Шобейри, ISBN 978 3 319 58376 1 , с. 24 декабря
^ Рональд Д. Флэк (2005). Основы реактивного движения с приложениями . Кембридж, Великобритания: Издательство Кембриджского университета. ISBN 0-521-81983-0 .
^ Грэм, Ричард Х. (15 июля 2008 г.). Полет на SR-71 Blackbird: в кабине на секретном оперативном задании . Издательская компания МБИ. п. 56. ИСБН 9781610600705 .
^ Авиационные исследования в Германии: от Лилиенталя до наших дней . Спрингер. 6 декабря 2012 г. ISBN. 978-3-642-18484-0 .
^ «Общее уравнение тяги» . www.grc.nasa.gov . Проверено 19 марта 2018 г.
^ Ллойд Дингл; Майкл Х. Тули (23 сентября 2013 г.). Принципы авиастроения . Рутледж. стр. 189–. ISBN 978-1-136-07278-9 .
^ Отис Э. Ланкастер (8 декабря 2015 г.). Реактивные двигатели . Издательство Принстонского университета. стр. 176–. ISBN 978-1-4008-7791-1 .
^ Авиационный газотурбинный двигатель и его работа, номер детали P&W 182408, Инструкция по эксплуатации P&W 200, пересмотренная в декабре 1982 г., United Technologies Pratt & Whitney, рисунок 6-4.
^ AGARD-LS-183, Прогнозирование устойчивых и переходных характеристик, май 1982 г., ISBN 92 835 0674 X , раздел 2-3
^ Зеллман Вархафт (1997). Введение в терможидкостную технику: двигатель и атмосфера . Издательство Кембриджского университета. стр. 97–. ISBN 978-0-521-58927-7 .
^ https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19720019364.pdf , Рисунок 2, схематическая схема камеры дожигания.
^ «1962 | 2469 | Архив полетов» . Flightglobal.com . Проверено 9 ноября 2018 г.
^ Двигатели Пратта и Уитни: техническая история, Джек Коннорс, 2009 г., ISBN 978 1 60086 711 8 . стр.380
^ Пратт и Уитни (10 октября 1972 г.). Отчет Pratt & Whitney Aircraft PWA FP 66-100 D (PDF) (Отчет). Том. 3. Центр оборонной технической информации . Архивировано из оригинала (PDF) 10 июня 2020 г.
^ SAE 871354 «Первая разработка форсажной камеры в США»
^ https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19840004244.pdf , стр.
^ http://roadrunnersinternationale.com/pw_tales.htm , стр.3
^ «Базовое исследование форсажной камеры» Ёсиюки Оя, НАСА TT F-13,657
^ Баттлер, Тони (19 сентября 2019 г.). Прототипы реактивных самолетов Второй мировой войны: программы реактивных самолетов Глостера, Хейнкеля и Капрони Кампини во время войны . Издательство Блумсбери. ISBN 978-1-4728-3597-0 .
^ Алеги, Грегори (15 января 2014 г.). «Медленная горелка Secondo, Campini Caproni и CC2». Историк авиации . № 6. Великобритания. п. 76. ISSN 2051-1930 .
^ «Fast Jets - история развития разогрева в Дерби» . Сирил Эллиотт ISBN 1 872922 20 1 стр. 14,16
^ Боханон, Х. Р. «Теоретическое исследование увеличения тяги турбореактивных двигателей за счет сжигания выхлопной трубы» (PDF) . ntrs.nasa.gov .
^ «Дожигание: обзор современной американской практики», журнал Flight, 21 ноября 1952 г., стр. 648.
^ "Бристоль/Солнечный разогрев" Журнал Flight, 20 сентября 1957 г., стр. 472.

Внешние ссылки

Фотография форсунок для подогрева топлива Bristol Siddeley Olympus (изображение в левом нижнем углу страницы)
"Перегрев выхлопной трубы", 1949 года. о полете статья

[1] Проектирование газовых турбин, интеграция проектирования компонентов и систем, Мейнхард Т. Шобейри, ISBN 978 3 319 58376 1 , с. 24 декабря

[2] Рональд Д. Флэк (2005). Основы реактивного движения с приложениями . Кембридж, Великобритания: Издательство Кембриджского университета. ISBN 0-521-81983-0 .

[3] Грэм, Ричард Х. (15 июля 2008 г.). Полет на SR-71 Blackbird: в кабине на секретном оперативном задании . Издательская компания МБИ. п. 56. ИСБН 9781610600705 .

[4] Авиационные исследования в Германии: от Лилиенталя до наших дней . Спрингер. 6 декабря 2012 г. ISBN. 978-3-642-18484-0 .

[5] «Общее уравнение тяги» . www.grc.nasa.gov . Проверено 19 марта 2018 г.

[DingleTooley2013-6] Ллойд Дингл; Майкл Х. Тули (23 сентября 2013 г.). Принципы авиастроения . Рутледж. стр. 189–. ISBN 978-1-136-07278-9 .

[Lancaster2015-7] Отис Э. Ланкастер (8 декабря 2015 г.). Реактивные двигатели . Издательство Принстонского университета. стр. 176–. ISBN 978-1-4008-7791-1 .

[8] Авиационный газотурбинный двигатель и его работа, номер детали P&W 182408, Инструкция по эксплуатации P&W 200, пересмотренная в декабре 1982 г., United Technologies Pratt & Whitney, рисунок 6-4.

[9] AGARD-LS-183, Прогнозирование устойчивых и переходных характеристик, май 1982 г., ISBN 92 835 0674 X , раздел 2-3

[Warhaft1997-10] Зеллман Вархафт (1997). Введение в терможидкостную технику: двигатель и атмосфера . Издательство Кембриджского университета. стр. 97–. ISBN 978-0-521-58927-7 .

[11] ttps://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19720019364.pdf , Рисунок 2, схематическая схема камеры дожигания.

[12] «1962 | 2469 | Архив полетов» . Flightglobal.com . Проверено 9 ноября 2018 г.

[13] Двигатели Пратта и Уитни: техническая история, Джек Коннорс, 2009 г., ISBN 978 1 60086 711 8 . стр.380

[14] Пратт и Уитни (10 октября 1972 г.). Отчет Pratt & Whitney Aircraft PWA FP 66-100 D (PDF) (Отчет). Том. 3. Центр оборонной технической информации . Архивировано из оригинала (PDF) 10 июня 2020 г.

[15] SAE 871354 «Первая разработка форсажной камеры в США»

[16] ttps://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19840004244.pdf , стр.

[17] ttp://roadrunnersinternationale.com/pw_tales.htm , стр.3

[18] «Базовое исследование форсажной камеры» Ёсиюки Оя, НАСА TT F-13,657

[:0-19] Баттлер, Тони (19 сентября 2019 г.). Прототипы реактивных самолетов Второй мировой войны: программы реактивных самолетов Глостера, Хейнкеля и Капрони Кампини во время войны . Издательство Блумсбери. ISBN 978-1-4728-3597-0 .

[:1-20] Алеги, Грегори (15 января 2014 г.). «Медленная горелка Secondo, Campini Caproni и CC2». Историк авиации . № 6. Великобритания. п. 76. ISSN 2051-1930 .

[21] «Fast Jets - история развития разогрева в Дерби» . Сирил Эллиотт ISBN 1 872922 20 1 стр. 14,16

[22] Боханон, Х. Р. «Теоретическое исследование увеличения тяги турбореактивных двигателей за счет сжигания выхлопной трубы» (PDF) . ntrs.nasa.gov .

[23] «Дожигание: обзор современной американской практики», журнал Flight, 21 ноября 1952 г., стр. 648.

[24] "Бристоль/Солнечный разогрев" Журнал Flight, 20 сентября 1957 г., стр. 472.

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

[ 12 ]

[ 13 ]

[ 14 ]

[ 15 ]

[ 16 ]

[ 17 ]

[ 18 ]

[ 19 ]

[ 20 ]

[ 21 ]

[ 22 ]

[ 23 ]

[ 24 ]